JPH11504407A - 中空エアフォイルの耐衝撃性の向上 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 前縁１２、後縁１４、正圧面２０、及び負圧面２２を有するガスタービンエンジン用の中空エアフォイルは、対数的なパターンに基づいて配置された複数の内部翼幅方向補強リブ３１−３５を含む。内部リブ３１−３５の上記特定配置によって、エアフォイル１０の重量を大きく増加させないで、その剛性を最適化することができる。

Description

【発明の詳細な説明】 中空エアフォイルの耐衝撃性の向上 技術分野 本発明は、ガスタービンエンジンに関し、特に内部リブを有するガスタービン エンジンの中空エアフォイルの製造に関する。 従来の技術 ガスタービンエンジンの製造において重要な要素の一つに、エンジンの総重量 がある。ガスタービンエンジン部材が過度に重いと、航空機の積載量は制限され 、可能な航続距離（燃料の重量）は減少してしまう。従って、ガスタービンエン ジンの性能及び耐久性を犠牲にせずに、ガスタービンエンジンの総重量を最小化 することがガスタービンエンジン業界の目標である。 ガスタービンエンジンの総重量を最小化しようという努力の結果、中空のファ ンブレードが使用されるようになった。各ファンブレードは、通常、ブレードの 底部から上部へ放射状に翼幅方向（radially spanwise）に伸びる前縁と後縁と を含む。負圧面と正圧面とは、前縁から後縁へ翼弦方向に伸びる。複数の空隙が エアフォイル内の内部補強リブの間に画定される。 一般的にファンブレードに影響し、特に中空ブレードに影響を与える問題の一 つには、異物による損傷がある。飛行中の鳥や氷、及 び地上での石や砂等の異物は、吸入空気とともにガスタービンエンジン内に吸い 込まれる。吸い込まれた異物は、高速でファンブレードに当たり、その衝突によ って損傷が引き起こされてしまう。ファンブレード上で衝突が起こりやすい領域 は、ブレードの前縁部分におけるブレードの放射状の翼幅の約六十パーセント（ ６０％）から百パーセント（１００％）及び翼弦方向の翼幅の六十パーセント（ ６０％）までの範囲である。 異物によって引き起こされた損傷は、エアフォイルの亀裂及び極端な場合には 完全なエンジン故障に結びつくおそれがある。中空エアフォイル特有の性質とし て、剛性が不連続となっているので、特に亀裂が生じやすい。この剛性の不連続 性は、エアフォイルの硬くて中実の前縁とそれよりも軟らかい中空部分との間の 遷移領域において生じる。剛性の不連続性が最大の領域において亀裂が始めに生 じやすい。 中空エアフォイルにおける損傷を減少させるために現在行われている試みは、 エアフォイルの中空部分での剛性を増加させることである。中空部分の剛性を増 す方法として現在われているのは、リブ間の側面壁の厚みを増す方法、内部リブ の厚みを増す方法、内部リブ間の間隙を減少させる方法、及びこれらの方法を組 み合わせたものである。しかし、中空部分の剛性を増すための上記方法は、各ブ レードの重量をかなり増加させてしまう。従って、ガスタービンエンジンの中空 ファンブレードの耐衝撃性の増大と、その重量の最小化と、の間での最適なバラ ンスが現在も求められている。 発明の概要 本発明の目的は、中空エアフォイルの重量を大きく増加させないでその耐衝撃 性を改善することである。 本発明の更なる目的は、中空エアフォイルの内部リブ間の間隙を最適化するこ とである。 本発明によると、中空エアフォイルは、エアフォイル内の剛性の不連続性を減 少させるために対数的なパターンに基づいて配置された複数の放射状に翼幅方向 にのびる内部補強リブを含む。各エアフォイルは、前縁と、エアフォイルの底部 から上部へ放射状に翼幅方向に伸びる後縁と、を含む。負圧面及び正圧面は、前 縁から後縁へ翼弦方向に伸びる。前縁は、零リブと定義される前縁ソリディティ (leading edge solidity)即ち前縁中実部を含む。前縁中実部に続いて配置され るリブは、以下の式に基づく対数的なパターンに配置される。 Ｄ＝Ａｅ^xt 上記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、各補強リブの連続した番号を 表す。前縁中実部は、零リブと定義される。Ａ及びｘは、経験的に導かれた係数 である。ｅは自然対数関数であり、Ｄは、前縁からｔ番目のリブまでの距離であ る。 本発明に係る内部翼幅方向補強リブの対数的な配置によって、中空エアフォイ ル特有の剛性の不連続性が最小化され、それにより、中空エアフォイルの耐衝撃 性が改善される。剛性の不連続性が最小化されるのは、対数的な配置によって中 実の前縁中実部とエアフォイルの中空部分との間で、剛性が漸進的に遷移するこ とが可能とな るからである。従って、ガスタービンエンジンの総重量に悪影響を及ぼさずに耐 衝撃性を改善することができる。 本発明に係る上記の及びその他の目的や利点は、続く本発明の例示的な実施例 の詳細な説明及び付随する図面によってより明らかとなる。 図面の簡単な説明 図１は、本発明に係る対数的なパターンに基づいて配置された翼幅方向補強リ ブを含むブレードの断面図である。 図２は、図１のブレード全体の断面図である。 図３は、本発明に係る他の形態を示しており、ブレードの底部では均一な間隙 を有し、ブレードの上部では対数的な間隙を有するわずかに曲がった内部補強リ ブを含むブレードの断面図である。 図４は、本発明に係るまた他の形態を示しており、内部翼幅方向補強リブと翼 弦方向リブとを含むブレードの断面図である。 図５は、本発明に係る更に他の形態を示しており、曲線形状を有する内部翼幅 方向補強リブと翼弦方向リブとを含むブレードの断面図である。 好適実施形態 図１を参照すると、エアフォイル１０は、底部１６から上部１８へ放射状に翼 幅方向に伸びる前縁１２と後縁１４とを含む。図２で示す正圧面２０及び負圧面 ２２は、前縁１２から後縁１４へ翼弦方向に伸びる。前縁中実部２６が前縁１２ に形成され、後縁中実部２ ８が後縁１４に形成される。放射状に翼幅方向の内部補強リブ３１−３５は、底 部１６から上部１８へ放射状に翼幅方向に伸びる。各翼幅方向リブ３１−３５は 、エアフォイル１０の正圧面２０と負圧面２２とを接続させる。リブ３１−３５ の間には、空隙４１−４６が画定される。 翼幅方向補強リブ３１−３５は、以下の式によって表される対数的なパターン に基づいて配置される。 Ｄ＝Ａｅ^xt この式において、ｔ＝０，１，２，３，４，５であり、各リブ２６，３１−３ ５にそれぞれ対応する。前縁中実部２６は、零（０）リブと定義される。従って 、前縁中実部２６では、ｔ＝０、リブ３１では、ｔ＝１、リブ３２では、ｔ＝２ 等のようになる。Ａ及びｘは、経験的に導かれた係数である。ｅは、自然対数の 底であり、Ｄは、前縁１２からｔ番目のリブまでの距離である。 係数Ａ及びｘの値は、第一翼幅方向リブ３１、ｔ＝１の最適な配置を決定し、 前縁中実部２６の末端５０を確定することによって、特定のエンジン装置毎に経 験的に導くことができる。係数Ａの値は、前縁１２から前縁中実部２６の末端５ ０までの距離を底部１６から径方向に翼幅の約八十パーセント（８０％）の位置 で測定した距離と等しく設定される。第一リブ３１、ｔ＝１までの距離は、トラ イアンドエラー、即ち試行錯誤によって求められる。第一リブ３１の配置が確定 すると、係数ｘを求める方程式である、ｘ＝(ln(Ｄ／Ａ))／ｔを解くことができ る。 係数Ａ及びｘが求められれば、続くリブ３２…３５の位置は、前 縁１２からリブｔまでの距離であるＤを求める方程式を解くことによって求める ことができる。距離Ｄは、前縁１２から各リブ３１−３５の中心線位までの距離 を底部１６から放射状の翼幅の約八十パーセント（８０％）の位置で測定した距 離である。 衝突は、各エアフォイルの前縁で起こる。エアフォイルにおいて最も衝突が起 こりやすい領域は、底部１６から上部１８に向かって放射状の翼幅の六十パーセ ント（６０％）から百パーセント（１００％）及び前縁１２から翼弦方向の翼幅 の零パーセント（０％）から六十パーセント（６０％）の範囲であると定義され る。衝突の衝撃波は、前縁１２の衝突点から後縁１４に向かって移動するに従っ て対数的に減衰する。衝突が起こりやすい領域内に配置されたリブは、それ以外 の領域よりも近い間隔で配置される。翼幅方向のリブ間の間隙は、前縁１２から の距離が増加するに従って対数的に増加する。衝突が起こりやすい領域内で翼幅 方向のリブが対数的な間隔で配置されていることにより、エアフォイルは、最も 激しい衝突にも耐えうる十分な剛性を得ることができる。 後縁は、衝突が起こりやすい領域外にあるので、後縁１４内のリブの間隙は対 数的でなくてもよい。空隙４６は、対数的なパターンに一致せず、どのような大 きさで製造されてもよい。リブ３１−３５の間の間隙は、底部１６から放射状の 翼幅の約六十パーセント（６０％）までの領域では耐衝撃性の観点からは重要で はない。上記間隙は、対数に基づいていても、均一でも、他のパターンを有して もよい。これは、衝突が起こりやすい領域は、エアフォイルの放射状の翼幅の六 十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％） までの範囲だからである。図３は、放射状の翼幅の底部六十パーセント（６０％ ）で均一の間隙を有し、放射状の翼幅の六十から百パーセント（６０−１００％ ）の範囲で対数に基づく間隙を有する内部リブ１３１−１３５を示している。 図４を参照すると、本発明の他の形態には、対数的なパターンに基づいて配置 された複数の翼幅方向リブ２３１--２３５と、翼幅方向リブと交差する複数の翼 弦方向リブ２６０と、が含まれる。翼弦方向リブが含まれる場合でも、対数的な 配置を行うことができる。更に、図１に示すように翼幅方向リブは、実質的に直 線状に製造することもでき、図３−５に示すように曲線形状に製造することもで きる。内部リブの形状は、製造における要求事項及び特定エンジン毎の他の具体 的な必要性によって決まる。 中空エアフォイル内の内部翼幅方向リブ３１…３５の対数的な配置によって、 エアフォイルは、ガスタービンエンジンによって吸入された異物の衝突によって 損傷を受けないように最適な剛性を得ることができる。この対数的な配置によっ て、前縁中実部と中空部分との間での漸進的な遷移が可能となり、エアフォイル 内の剛性の不連続性が最小化される。エアフォイルの総重量が最小化されると共 に、最適な剛性が達成される。 上記の説明では、第一リブ３１の位置は試行錯誤によって確定されると述べた 。他のリブの位置は、試行錯誤によって、又はエアフォイルの設計上の制約や式 を使用して第一リブの位置を求める上での制約等に基づいて決定することができ る。 本発明を例示的な実施例に基づいて開示及び説明してきたが、発 明の趣旨及び範囲から離れない範囲で種々の変更、省略、及び追加を行うことが できることは当業者であれば理解できるであろう。例えば、上記の好適実施例は 、自然対数に基づいた内部リブの対数的な配置を開示している。内部リブの対数 的な配置は、以下のように、１０を底とする対数とも呼ばれる常用対数で表すこ ともできる。 Ｄ＝Ａ１０^yt この式において、ｔ＝０，１，２，３，４，５であり、それぞれ各リブ２６， ３１−３５に対応する。前縁中実部２６は、零（０）リブと定義され、Ａ及びｙ は、経験的に導かれた係数である。また、Ｄは、前縁１２からｔ番目のリブまで の距離である。経験的に導かれた係数Ａの値は、同様であり、一方、経験的に導 かれた係数ｙの値は異なる。 更に、各リブ３１−３５の翼幅方向の幅は比較的小さいので（約０．０６−０ ．０８インチ）、距離Ｄを測定する時に前縁から各リブの中央線までの距離を計 ることは重要ではない。距離Ｄは、前縁１２から各リブ３１−３５上のどの点ま でを測定してもよい。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項 【提出日】１９９７年４月１１日 【補正内容】 び地上での石や砂等の異物は、吸入空気とともにガスタービンエンジン内に吸い 込まれる。吸い込まれた異物は、高速でファンブレードに当たり、その衝突によ って損傷が引き起こされてしまう。ファンブレード上で衝突が起こりやすい領域 は、ブレードの前縁部分におけるブレードの放射状の翼幅の約六十パーセント（ ６０％）から百パーセント（１００％）及び翼弦方向の翼幅の六十パーセント（ ６０％）までの範囲である。 異物によって引き起こされた損傷は、エアフォイルの亀裂及び極端な場合には 完全なエンジン故障に結びつくおそれがある。中空エアフォイル特有の性質とし て、剛性が不連続となっているので、特に亀裂が生じやすい。この剛性の不連続 性は、エアフォイルの硬くて中実の前縁とそれよりも軟らかい中空部分との間の 遷移領域において生じる。剛性の不連続性が最大の領域において亀裂が始めに生 じやすい。 中空エアフォイルにおける損傷を減少させるために現在行われている試みは、 エアフォイルの中空部分での剛性を増加させることである。中空部分の剛性を増 す方法として現在行われているのは、リブ間の側面壁の厚みを増す方法、内部リ ブの厚みを増す方法、内部リブ間の間隙を減少させる方法、及びこれらの方法を 組み合わせたものである。しかし、中空部分の剛性を増すための上記方法は、各 ブレードの重量をかなり増加させてしまう。従って、ガスタービンエンジンの中 空ファンブレードの耐衝撃性の増大と、その重量の最小化と、の間での最適なバ ランスが現在も求められている。 イギリス特許出願、イギリス特許（旧法）第２２７２ ７３１Ａ 号は、ターボマシーンのファン又はコンプレッサのための中空ブレードを開示し ている。その外板は、交差する対角線方向に配置された内部補強部材によって接 続されている。 請求の範囲 １．ガスタービンエンジン用の中空ブレード１０であって、前記ブレードは、該 ブレードの底部１６から上部１８へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁１２と後縁１ ４とを有し、前記前縁１２から前記後縁１４へ翼弦方向に伸びる負圧面２２と正 圧面２０とを有し、前記ブレードの前記前縁に形成された前縁中実部２８を有し 、 前記ブレードは、複数の内部翼幅方向補強リブ３１−３５を含み、前記複数の 翼幅方向補強リブは、実質的に放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧 面とを接続し、それらの間に複数の空隙４１−４６を画定する中空ブレードにお いて、 前記複数の翼幅方向リブは、前記中空ブレード内の剛性の不連続性を減少させ るように、前記前縁から測って対数的に離間した配置がなされていることを特徴 とする中空ブレード。 ２．前記対数的な配置は、 Ｄ＝Ａ１０^yt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｙは経験的に導かれた係数 、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする請求項 １記載の中空ブレード。 ３．前記対数的に離間した配置は、 Ｄ＝Ａｅ^xt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 、ｅは自然対数の底、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であること を特徴とする請求項１記載の中空ブレード。 ４．前記経験的に導かれた係数Ａは、前記前縁と前記前縁中実部の末端との間の 翼弦方向の距離と等しく設定されることを特徴とする請求項２又は３に記載の中 空ブレード。 ５．前記係数Ａを導くための前記前縁と前記前縁中実部との間の翼弦方向距離は 、前記中空ブレードの前記底部から径方向の翼幅の約八十パーセント（８０％） の位置で計測されることを特徴とする請求項２又は３又は４に記載の中空ブレー ド。 ６．前記対数的に離間した配置は、前記中空ブレードの前記底部から前記上部へ 向かって径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００ ％）の範囲において維持されることを特徴とする請求項１〜５のいずれかに記載 の中空ブレード。 ７．前記複数の翼幅方向補強リブは、前記中空ブレードの前記底部から該中空ブ レードの径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）の位置まで均一の間隙を有 することを特徴とする請求項６記載の中空ブレード。 ８．複数の翼弦方向リブが翼弦方向に伸びて、前記複数の翼幅方向補強リブと相 互に接続することを特徴とする請求項１〜７のいずれかに記載の中空ブレード。 ９．前記各翼幅方向補強リブは、曲線形状を有することを特徴とする請求項１〜 ８のいずれかに記載の中空ブレード。 １０．中空エアフォイル１０を製造する方法であって、前記エアフォイルは、放 射状に翼幅方向に伸びる前縁１２と後縁１４とを有し、前記前縁１２から前記後 縁１４へ翼弦方向に伸びる負圧面２２と正圧面２０とを有し、前記エアフォイル の前記前縁に形成された前縁中実部２８を有し、 前記前縁中実部の翼弦方向の長さ１２−５０を決定し、 放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続する第一翼幅方向 補強リブを最適な間隔で配置して、前記第一補強リブと、前記前縁中実部と、の 間に第一の空隙が画定されるようにするステップを含む方法において、 前記中空エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるように、続く翼幅方向 補強リブを対数的なパターンに基づいて配置するステ ップを含むことを特徴とする方法。 １１．前記対数的なパターンは、 Ｄ＝Ａｅ^xt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 、ｅは自然対数の底、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であること を特徴とする請求項１０記載の方法。 １２．前記対数的なパターンは、 Ｄ＝Ａ１０^yt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は、零リブとして定義され、Ａ及びｘは、経験的に導かれた 係数であり、Ｄは、前記前縁からｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とす る請求項１０記載の方法。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．ガスタービンエンジン用の中空ブレードであって、前記ブレードは、該ブレ ードの底部から上部へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁と後縁とを有し、前記前縁 から前記後縁へ翼弦方向に伸びる負圧面と正圧面とを有し、前記ブレードの前記 前縁に形成された前縁中実部を有する中空ブレードにおいて、 複数の内部翼幅方向補強リブは、実質的に放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧 面と前記負圧面とを接続し、前記複数の翼幅方向補強リブは、それらの間に複数 の空隙を画定し、前記中空ブレード内の剛性の不連続性を減少させるように対数 的に配置されていることを特徴とする中空ブレード。 ２．前記対数的な配置は、 Ｄ＝Ａｅ^xt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 であり、ｅは自然対数の底であり、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距 離であることを特徴とする請求項１記載の中空ブレード。 ３．前記経験的に導かれた係数Ａは、前記前縁と前記前縁中実部の 末端との間の翼弦方向の距離と等しく設定されることを特徴とする請求項２記載 の中空ブレード。 ４．前記係数Ａを導くための前記前縁と前記前縁中実部との間の翼弦方向距離は 、前記中空ブレードの前記底部から径方向の翼幅の約八十パーセント（８０％） の位置で計測されることを特徴とする請求項３記載の中空ブレード。 ５．前記係数ｘは、前記翼幅方向補強リブの内の一つの配置が確定した後に導か れることを特徴とする請求項４記載の中空ブレード。 ６．前記対数的な配置は、前記中空ブレードの前記底部から前記上部へ向かって 径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）から百パーセント（１００％）の範 囲において維持されることを特徴とする請求項１記載の中空ブレード。 ７．前記複数の翼幅方向補強リブは、前記中空ブレードの前記底部から該中空ブ レードの径方向の翼幅の約六十パーセント（６０％）の位置まで均一の間隙を有 することを特徴とする請求項１記載の中空ブレード。 ８．前記対数的な配置は、前記中空ブレードの翼弦方向の翼幅の初めの六十パー セント（６０％）以内の範囲で維持されることを特徴とする請求項１記載の中空 ブレード。 ９．複数の翼弦方向リブが翼弦方向に伸びて、前記複数の翼幅方向補強リブと相 互に接続することを特徴とする請求項１記載の中空ブレード。 １０．前記各翼幅方向補強リブは、曲線形状を有することを特徴とする請求項１ 記載の中空ブレード。 １１．前記対数的な配置は、 Ｄ＝Ａ１０^yt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｙは経験的に導かれた係数 であり、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする 請求項１記載の中空ブレード。 １２．ガスタービンエンジン用の中空エアフォイルであり、前記エアフォイルは 、該エアフォイルの底部から上部へ放射状に翼幅方向に伸びる前縁と後縁とを有 し、前記前縁から前記後縁へ翼弦方向に伸びる負圧面と正圧面とを有し、前記エ アフォイルの前記前縁に形成された前縁中実部を有する中空エアフォイルにおい て、 複数の内部翼幅方向補強リブは、実質的に放射状に翼幅方向に伸びて、前記正 圧面と前記負圧面とを接続し、前記複数の翼幅方向リ ブは、前記中空エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるように対数的なパ ターンに基づいて配置され、前記対数的なパターンは、 Ｄ＝Ａｅ^xt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 であり、ｅは自然対数の底であり、Ｄは前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの距 離であることを特徴とする中空エアフォイル。 １３．中空エアフォイルを製造する方法であって、前記エアフォイルは、放射状 に翼幅方向に伸びる前縁と後縁とを有し、前記前縁から前記後縁へ翼弦方向に伸 びる負圧面と正圧面とを有し、前記エアフォイルの前記前縁に形成された前縁中 実部を有し、 前記前縁中実部の翼弦方向の長さを決定し、 放射状に翼幅方向に伸びて前記正圧面と前記負圧面とを接続する第一翼幅方向 補強リブを最適な間隔で配置して、前記第一補強リブと、前記前縁中実部と、の 間に第一の空隙が画定されるようにし、 前記中空エアフォイル内の剛性の不連続性を減少させるように、続く翼幅方向 補強リブを対数的なパターンに基づいて配置するステップを含むことを特徴とす る方法。 １４．前記対数的なパターンは、 Ｄ＝Ａｅ^xt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 であり、ｅは自然対数の底であり、Ｄは、前記前縁から前記ｔ番目のリブまでの 距離であることを特徴とする請求項１３記載の方法。 １５．前記対数的なパターンは、 Ｄ＝Ａ１０^yt の式で表され、前記式において、ｔ＝０，１，２，３等であり、ｔは、前記前 縁中実部に続いて配置された前記各翼幅方向補強リブの連続する番号を表してお り、前記前縁中実部は零リブとして定義され、Ａ及びｘは経験的に導かれた係数 であり、Ｄは前記前縁からｔ番目のリブまでの距離であることを特徴とする請求 項１４記載の方法。